进口总压径向畸变对扩压叶栅弯叶片流场性能的影响

为进一步探讨低速条件下弯叶片在扩压叶栅中的适用条件，用数值分析的方法研究了五种径向总压畸变的进口条件对扩压叶栅中弯叶片作用的影响。结果表明：进口总压畸变的型式能够影响弯叶片在扩压叶栅中的作用，影响分别为畸变层厚度的影响和主流区总压与端壁总压之差的影响。在一定的范围内畸变层越厚或压差越大，弯叶片对吸力面角区低通流区的密流增加越明显，从而更大程度地改善了端区的通流能力和流场性能，也极大地降低了叶栅损失。     

低速条件下稠度对扩压静叶栅弯叶片流场性能的影响

为研究弯叶片在扩压叶栅中改善流场性能的适用条件，对一直列叶栅三种稠度条件下的弯叶片流场进行了数值模拟。结果表明，稠度大小对弯叶片的作用影响较大，在一定范围内稠度越大弯叶片改善叶栅性能的作用越明显。大稠度下弯叶片明显提高了叶栅吸力面角区的通流能力及减小了端区的能量损失。分析表明，大稠度叶栅近端壁低能流体区较大而导致的端壁及吸力面角区性能恶化，是弯叶片能够发挥作用的重要原因。     

进口附面层对大转角弯曲扩压叶栅气动性能的影响

在低速条件下,对不同进口附面层厚度的大折转角环形弯曲扩压叶栅进行了实验和数值研究,分析了在不同厚度的进口附面层条件下叶片弯曲对扩压叶栅气动性能的影响.结果表明,相比实验进口附面层条件,当进口附面层较薄时,在多数冲角情况下采用正弯叶片对叶栅气动性能的改善程度都有所增大,而较大正冲角时,在较大折转角叶栅中采用较大弯角的正弯曲叶片仍然引起损失激增.      

扩压叶栅最佳弯叶片生成线与进口马赫数之间的关系

为了研究扩压叶栅最佳弯叶片生成线与叶栅进口马赫数之间的关系,用优化的方法,在八个不同进口马赫数下对弯叶片生成线(积叠线)的弯角和弯高进行优化,优化的目标函数为叶栅总压损失系数。结果表明:在同一弯角下,弯叶片总压损失系数随弯高的增大而减小,弯高为50%时总压损失系数最小,最佳弯叶片生成线的弯高为50%。在同一弯高下,总压损失系数随弯角增大呈现类似抛物线的形式的变化规律,存在着一个最佳弯角使总压损失系数最小。在不同进口马赫数下,最佳弯角随着进口马赫数的增加而增大,通过三次多项式曲线拟合得到了一个相对准确的最佳弯角与进口马赫数之间的关系。     

基于主/被动联合控制技术设计的高负荷扩压叶栅内部流场结构研究

为进一步优化设计工作做准备,以基于主/被动联合控制技术设计的高负荷扩压叶栅作为研究对象,在进口为高亚声速的条件下,利用数值模拟的方法,详细研究了冲角变化对扩压叶栅壁面流谱以及气动损失的影响。结果表明,负冲角下,后列叶栅内部存在较大尺度的角区分离流动,构成叶栅损失的主要来源;随着冲角增加,流经串列叶栅近端壁处缝隙流道内流体的相对动量增强,后列叶栅角区分离流动受到抑制,端区二次流动损失降低,+3°冲角下,上、下20%叶展区域内总压损失分别降低了4.4%、6.8%,但前列叶栅叶型分离流动加剧,主流区损失增加;合理协调端壁附面层抽吸技术与串列叶栅技术的应用是提升高负荷扩压叶栅全工况气动性能的关键。     

弯曲及局部修型对大折转角扩压叶栅性能的影响

通过数值模拟对具有51°叶型折转角的环形扩压叶栅进行了研究.将外流飞行器上控制附面层流动的基本思想和修型措施应用于弯叶片的局部修型, 结合近壁面附面层流动和总压损失对比分析了大折转角扩压叶栅采用直叶片、弯叶片和局部修型弯叶片的气动性能.结果表明:在大折转角、高亚声速气流进口条件下, 局部修型弯叶片能更有效的控制大逆压梯度下叶栅内附面层的发展, 提高叶栅气动性能.      

低速条件下压气机静叶栅中弯叶片对变攻角性能影响的数值分析

使用数值计算的方法对某型压气级静叶栅的直叶片与弯叶片变攻角特性进行了对比研究,结果发现弯叶片对正攻角下的流场特性有明显的影响。由于端区扩压因子的减小和近端区吸力面一侧的密流的增加,所以弯叶片能够消除或推迟在大正攻角下近吸力面角区分离的产生。弯叶片也因此可以扩大叶栅稳定工况范围,分析结果表明在某一弯角(20°)时,达到最大,临界攻角为16°。      

低雷诺数亚声速扩压平面叶栅试验

采用试验方法研究了某亚声速扩压叶型叶片表面和尾迹区气流在低雷诺数条件下的流动特点,获得了叶型损失系数在不同雷诺数情况下的变化规律.试验结果表明:随着低雷诺数降低,叶片表面马赫数分布以及叶栅尾迹区流动均发生剧烈的变化,叶型损失系数也急剧增大;叶型性能变化的转折雷诺数随进口马赫数增大而增大;低雷诺数下叶片吸力面的流动分离是引起叶栅尾迹特性改变和损失系数迅速增大的主要原因.      

亚声速扩压叶栅中弯叶片积叠规律的研究

为了探索负荷径向非对称分布的环形扩压叶栅中弯曲叶片造型参数的选取规律,通过数值模拟的方式,对比研究了不同弯高和正弯角对两种不同分离形态的环形扩压叶栅气动性能和流道内旋涡结构的影响。研究结果表明,随着弯叶片正弯角的增大,尾缘附近的一对集中脱落涡增强并向叶展中部靠拢,随之造成了集中脱落涡和壁角涡之间区域的损失降低,同时叶展中部的总压损失增大。在集中脱落涡尚未形成的叶栅中,弯叶片则是主要作用于流道中部的尾缘脱落涡,但作用效果相对较弱。在一定的弯叶片弯高下,扩压叶栅存在最佳弯角,研究所采用的50%弯高的CDA叶栅在进口条件2下的最佳弯角约为25°,并且相同的弯叶片正弯角对叶片展向负荷较高的一端作用效果更显著。当弯叶片正弯角较大(或接近于最佳弯角)时,叶片展向负荷较高的一侧在弯叶片作用下损失峰值增加更为明显,因而在保持弯叶片的周向相对偏移一致的前提下,最佳弯高在叶展中部偏向于负荷较低的一侧。换言之,最佳弯高应偏向于扩压因子展向不均匀度更大的一侧。     

射流旋涡发生器控制大折转角扩压叶栅二次流

将射流旋涡发生器引入到某折转角为60°的扩压叶栅端壁二次流控制中,研究了射流方向和射流总压对扩压叶栅气动性能及栅内流动的影响.结果表明:当射流旋涡发生器侧向倾角为0°时,仅采用不足扩压叶栅进口流量0.5%的射流流量,即可显著减少栅内损失.射流旋涡有效阻碍和推迟了通道涡发展,在下洗侧将主流流体卷入端壁附面层内,而在上洗侧将低能流体带入主流中,从而减少了角区低能流体聚积,减弱了吸力面的分离流动.当射流进口总压采用与扩压叶栅进口相同的总压时,总压损失减小21.5%,且射流进口总压越大,其控制效果越明显.      

不同边界层厚度下高马赫数进气道自起动过程研究

为了探寻入口边界层厚度变化对高马赫数进气道自起动性能的影响,对简化的二元高马赫数进气道的加速自起动过程进行数值仿真研究,分析了边界层厚度对自起动过程中流场波系结构变化和自起动性能的影响机制,获得了不同边界层厚度下的进气道自起动性能及主分离包高度的变化规律。结果表明:随着边界层相对厚度从0.05增加至0.3,进气道的自起动马赫数一开始保持不变,然后快速增大;相同主流条件下,不起动流场跨越主分离包无量纲压升和主分离包高度随边界层相对厚度的增大均变小;边界层动量损失厚度和跨越主分离包无量纲压升对进气道起动性能影响重大。     

端壁抽吸位置对压气机叶栅角区分离控制的影响

以某高负荷压气机叶栅为研究对象,应用数值模拟方法探索了叶栅端壁不同抽吸位置对角区流动结构、通道漩涡发展过程以及叶栅性能的影响规律,寻求控制角区分离的可行方法。研究结果表明:在叶栅前缘上游5%C(弦长)位置实施抽吸,延缓了通道涡的形成,但导致叶栅来流攻角发生改变,在角区形成角区分离涡,并且该漩涡与通道涡相互促进,进一步恶化叶栅流场,导致叶栅落后角增大,损失增加;在叶栅通道激波后25%C端壁抽吸,吸除了上游端壁积累的高熵低能气流,制约了通道涡的迅速发展,改善了叶栅通道的流场结构,降低了流动损失,但并未对上游流场产生较大影响,是一种可行的方案。然而25%C处抽吸后,未能完全消除分离,在端部与叶栅通道主流之间存在较高损失区域。     

高来流马赫数单列叶栅改串列叶栅性能对比试验

基于某高负荷轴流风扇高临界来流马赫数静叶改型设计的需求,对原型单列叶栅和改型串列叶栅开展性能对比试验研究,通过详细分析两型叶栅内部流场参数,量化评估了串列叶栅在高来流马赫数条件下的改进设计效果.结果表明:串列叶栅比单列叶栅在降低流动损失,提升增压能力方面具有显著优势.相比单列叶栅,设计状态下串列叶栅总压损失系数降低了19％,静压比提高了3.1％,基本缓解了单列叶栅原有设计状态的流动堵塞现象.串列叶栅前排叶片对后排叶片吸力面附面层发展会产生抑制作用,使得后排叶片具有较好的工作性能.     

来流条件对叶片表面附面层转捩影响的数值模拟研究

通过对二维压气机叶栅叶片表面附面层流态的数值模拟分析,研究了在不同来流马赫数和冲角下,叶片表面层流附面层向紊流附面层的转捩过程,转捩区域的大小等。归纳分析了部分来流条件对转捩过程的影响机制。结果表明:来流马赫数和冲角对转捩起始点和结束点的位置,即转捩所占区域的大小有重要影响。研究工作取得的进展不仅为进一步从机理上深刻认识来流条件对叶片表面附面层流态的影响机理提供了一定的科学依据,而且对今后指导叶片表面附面层流态模似实验工作的开展具有重要参考价值。      

不同来流附面层厚度下容腔泄漏流对围带式静叶性能影响

基于验证的数值模拟方法，针对带容腔结构的围带式静叶，研究了容腔泄漏流对其性能的影响以及容腔泄漏流与主流的相互干涉作用。在不同的来流附面层厚度下，探讨了叶栅二次流运动和角区分离发展情况，并通过总压损失系数和熵增系数对性能变化进行评判。结果表明：附面层厚度的增加使无容腔扩压叶栅总压损失系数和熵增损失系数增加。容腔泄漏流使叶片前缘出现容腔泄漏涡，并对通道涡的发展和集中脱落涡的大小产生影响；同时容腔泄漏流加强了叶栅通道内的三维流动效应，削弱了近端壁面流体的横向偏转；随着附面层增厚，带容腔的扩压叶栅的总压损失系数和熵增损失系数变化程度不明显。     

超声速压气机叶栅前缘通道激波损失的鼓包控制研究

为了有效减小超声速压气机叶栅变进气马赫数条件下的前缘通道激波损失及由激波诱导的边界层分离,提出了一种带有平直过渡区的新型鼓包结构,并采用数值方法详细分析了新型鼓包结构对激波与激波/边界层相互作用机理以及鼓包几何尺寸与位置对控制效果的影响机制。研究结果表明:新型鼓包在迎风侧凹面产生的压缩波系有效削弱了前缘通道激波的强度,鼓包过渡区产生的膨胀波系使边界层流体加速,明显抑制了局部流动分离,并使分离提前再附。当某一超声速压气机叶栅的前缘通道激波入射在鼓包的过渡区范围内,鼓包高度为0.35倍的边界层厚度且鼓包迎风侧与背风侧长度分别为过渡区长度4倍与5倍时,可以实现较好的控制效果。此外,与无鼓包方案相比,新型鼓包结构可使超声压气机叶栅在设计工况下的总压损失减少4.6%,同时超声速压气机叶栅进气马赫数在1.65~1.8范围内仍能取得较好的气动减损效果。      

压气机叶栅叶片表面附面层流态变化影响因素探讨

以平面叶栅中的二元叶栅模型为试验对象,测量了在不同来流条件下叶片表面流场分布情况及栅后气流参数,分析了不同来流条件下叶片表面附面层流动状态的变化。并借助数值模拟手段重点研究了在不同来流马赫数和冲角下,叶片表面压力梯度对层流附面层向紊流附面层转捩过程的影响,通过利用实验数据分析研究来流条件对转捩过程的影响,为从机理上更深刻地认识叶片表面粘性附面层转捩机制提供了科学参考依据。     

喉道对压气机超声叶栅流态及性能的影响

为更深入认识超声叶栅流动机理,以ARL-SL19、CM-1.2和SM-1.5叶栅为研究对象,采用数值模拟和理论分析相结合的方式开展喉道对超声叶栅激波结构和性能影响的研究。研究结果表明:超声叶栅存在两种稳定工作状态,起动状态和溢流状态;在来流马赫数较高时,叶栅只工作于起动状态;在来流马赫数较低时,叶栅只工作于溢流状态;存在一个马赫数区间,叶栅的工作状态由前一个状态决定;对于低马赫数C形超声叶栅,高压比下气动喉道起决定因素;对于高马赫数S形超声叶栅,真实喉道起决定因素;若为气动喉道导致溢流,溢流实现更大的裕度和更低的损失,进口马赫数和气流角会受压比影响;若为真实喉道引进的溢流,溢流会降低裕度并增加损失,叶栅保持唯一进气角流动,但进口气流角和马赫数与起动状态不同。     

附面层吸入式进气道内流动损失特性

用数值仿真手段，对进气道内流总压损失采用逐段对比分析的方法，研究了附面层吸入式（BLI）进气道相对于常规S弯进气道的内流总压损失特性。结果表明：进气道出口马赫数不变，较低来流马赫数和较高来流马赫数工况下（方案对应马赫数0.3以下和马赫数0.6以上），BLI进气道产生的流动损失比常规S弯进气道的大，差量达2.4%；中等来流马赫数工况下（本文方案对应马赫数0.3与马赫数0.6之间），BLI进气道产生的流动损失比常规S弯进气道的略小，差量在0.3%以内；流动损失特性间的差异是由于BLI进气道进口前壁面与进口低能附面流改变了进口段流动特性、及在S弯管道内发展的综合作用结果。     

来流条件对叶片表面附面层影响的实验研究

本文突破传统的附面层总压测量方法,采用附面层总压探针实现测量平面叶栅叶片表面真实的附面层内总压,实验过程中改变来流马赫数测量叶片吸力面及压力面附面层内总压,并通过相关计算获得附面层厚度的一系列参数.实验目的在于研究来流条件对平面叶栅叶片表面附面层的影响.实验结果表明:与来流马赫数相比来流攻角对附面层厚度影响较大,不同攻...